一种采用K465合金细晶的航空发动机整流支板的制作方法

一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板
技术领域
1.本实用新型属于航空发动机技术领域，涉及一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板。


背景技术：

2.飞机在低温、潮湿以及含有过冷水滴的气象条件下飞行时，飞机发动机前端进气部件将发生结冰现象，其中整流支板更易于结冰，积冰将引起发动机进气量减小、推力下降、发动机进气品质下降，同时积冰脱落导致发动机损伤甚至损毁，结冰将严重影响飞机飞行的安全性，因此需要安全可靠的防冰系统。
3.在中国专利cn114876638a(一种航空发动机整流支板的热气防冰结构)中，包括防冰部件；防冰部件沿上端面中部开有热气进口，并沿整流支板展向等截面延伸至防冰部件下端，形成热气腔；防冰部件沿下端面开有第三热气出口；防冰部件内部前端设有支板前腔，热气腔内的热气流通过上排细小通道沿切向射入支板前腔，并经由下排细小通道流入后端集气腔内；上排细小通道是沿整流支板展向均匀间隔排列的通道集合，下排细小通道与上排细小通道按照顺序或交错的排列方式对应排布；集气腔中部沿竖直方向设置有多段分流板，且在分流板后段壁面开有若干出气孔；支板前腔沿整流支板展向由上端面延伸至下端面，上端面形成第一热气出口，下端面形成第二热气出口。
4.但是我们实际飞行任务中使用整流支板时发现，上述装置虽然能够在低温潮湿环境使用，同时将积冰脱落，但是热气腔内部温度较高，其管道极易产生损坏，同时整流支板过厚则导致气流紊乱，其进气效果会下降，因此，现在亟需一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板来解决以上的问题。


技术实现要素：

5.针对现有技术存在的不足，本实用新型目的是提供一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板，解决上述背景技术中提出的问题。
6.本实用新型通过以下的技术方案实现：一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板，包括：板体、进气槽以及导热内腔，所述板体上端开设有进气槽，所述板体内部开设有导热内腔；
7.所述进气槽包括固定壳、连接座、内导流板以及导流槽，所述固定壳内侧安装有连接座，所述连接座下端安装有内导流板，所述内导流板两侧均开设有导流槽；
8.所述导热内腔包括热循环管、分流槽、三通、导热管以及阻燃层，所述热循环管右端开设有分流槽，所述分流槽右端安装有三通，所述三通右端安装有导热管，所述导热管外侧安装有阻燃层。
9.作为一优选的实施方式，所述板体横截面为一种弧形结构，所述进气槽内侧横截面为一种三角结构，所述板体内部为一种空心结构，能够方便气流在板体外侧以及进气槽内侧进行分流。
10.作为一优选的实施方式，所述进气槽内部与导流槽相互连通，所述导流槽开设有若干组，内导流板横截面为一种工字形结构，内导流板能够对板体内侧支撑的同时，并使气流快速通过。
11.作为一优选的实施方式，所述内导流板与连接座连接固定，一组所述内导流板对应安装有两组连接座，所述连接座与固定壳连接固定。
12.作为一优选的实施方式，所述固定壳、内导流板以及板体均使用k465合金细晶制造而成，热循环管与外部发动机连接。
13.作为一优选的实施方式，所述热循环管、分流槽、三通以及导热管内部均相互连通，所述循环管、分流槽、三通以及导热管制造材料均为一种二硼化锆，所述阻燃层包裹在导热管外侧，所述阻燃层为一种svt可膨胀石墨制成。
14.采用了上述技术方案后，本实用新型的有益效果是：通过使用内导流板以及导流槽，能够对板体内侧支撑的同时，并使气流快速通过，通过使用热循环管以及导热管，能够方便工作人员对整流支板进行加热。
附图说明
15.为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
16.图1为本实用新型一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板的结构示意图；
17.图2为本实用新型一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板中导热内腔内部的俯视结构图；
18.图3为本实用新型一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板中进气槽内部的右视结构图；
19.图中：1-板体、2-进气槽、3-导热内腔、2a-固定壳、2b-连接座、2c-内导流板、2d-导流槽、3a-热循环管、3b-分流槽、3c-三通、3d-导热管、3e-阻燃层。
具体实施方式
20.下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
21.请参阅图1-图3，一种采用k465合金细晶的航空发动机整流支板，包括：板体1、进气槽2以及导热内腔3，板体1上端开设有进气槽2，板体1内部开设有导热内腔3；
22.进气槽2包括固定壳2a、连接座2b、内导流板2c以及导流槽2d，固定壳2a内侧安装有连接座2b，连接座2b下端安装有内导流板2c，内导流板2c两侧均开设有导流槽2d；
23.导热内腔3包括热循环管3a、分流槽3b、三通3c、导热管3d以及阻燃层3e，热循环管3a右端开设有分流槽3b，分流槽3b右端安装有三通3c，三通3c右端安装有导热管3d，导热管3d外侧安装有阻燃层3e。
24.板体1横截面为一种弧形结构，进气槽2内侧横截面为一种三角结构，板体1内部为一种空心结构，能够方便气流在板体1外侧以及进气槽2内侧进行分流。
25.进气槽2内部与导流槽2d相互连通，导流槽2d开设有若干组，内导流板2c横截面为一种工字形结构，内导流板2c能够对板体1内侧支撑的同时，能够使气流快速通过。
26.内导流板2c与连接座2b连接固定，一组内导流板2c对应安装有两组连接座2b，连接座2b与固定壳2a连接固定，能够增大气流通过效率。
27.固定壳2a、内导流板2c以及板体1均使用k465合金细晶制造而成，热循环管3a与外部发动机连接，能够提高整流支板的强度。
28.热循环管3a、分流槽3b、三通3c以及导热管3d内部均相互连通，循环管、分流槽3b、三通3c以及导热管3d制造材料均为一种二硼化锆，阻燃层3e包裹在导热管3d外侧，阻燃层3e为一种svt可膨胀石墨制成，能够提高整流支板的耐热效果。
29.作为本实用新型的第一个实施例：为了解决上述装置虽然能够在低温潮湿环境使用，同时将积冰脱落，但是热气腔内部温度较高，其管道极易产生损坏，首先航空发动机内部热量通过热循环管3a进入分流槽3b内部，随后通过三通3c将热量导送至两组导热管3d内部，并通过导热管3d对板体1提供热量，由于阻燃层3e为一种svt可膨胀石墨制成，能够有效防止导热管3d温度过高导致自燃现象。
30.作为本实用新型的第二个实施例：为了解决整流支板过厚则导致气流紊乱，其进气效果会下降的问题，首先在航空飞行工作时，高速空气在板体1上端以及进气槽2内部快速流动，进气槽2内部流动的高速空气能够有效稳定整流支板的稳定性，其若干组导流槽2d能够加快从进气槽2进入的空气排流效率，从而保持整流支板稳定。
31.以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。